一种利用富氮气体增压的涡轮增压惰化系统

薛 勇

（上海飞机设计研究院，上海 200135）

惰化系统是利用先进的高分子中空纤维空气分离膜技术制成空气分离器，从空气中分离出氮气体积分数较高的富氮气体（Nitrogen Enriched Air，NEA），并将之通入飞机燃油箱，以降低燃油箱内气相空间氧体积分数至安全水平，是防止燃油箱发生燃爆的机载系统。空客的A320/A330/A350 和波音的B737/B747/B787等众多系列的飞机自2008年以后都陆续的设计/加装了惰化系统。为了提高宽体飞机在巡航阶段的空气分离压力，A350 和B777 采用了涡轮增压，而B787采用了客舱引气压缩机增压。一般而言，空气分离器中的气体压力越高，制取氮气的氧体积分数就越低，但为了防止空气分离器超压损坏，民机采用的空气分离器的压力一般限制在137.9～413.7 kPa（20～60 psig）。

在我国民机惰化系统领域中，中国商飞是行业的领跑者，其中：ARJ21-700飞机已经完成支线飞机惰化系统的适航取证工作；C919干线飞机惰化系统已完成首飞和大量的试飞工作，预计2022年上半年可取得国内适航证。而针对宽体及惰化系统的研究还处在方案论证阶段，目前正在对传统的涡轮增压和压缩机增压惰化系统开展全面的研究工作。2017 年下半年，A350开始交付我国，该机型在对发动机引气进行涡轮增压后为惰化系统供气。这套系统的特点在于对涡轮增压的巧妙运用，其基本原理，如图1所示。

图1 利用引气进行涡轮增压的惰化系统Fig.1 Turbocharging inerting system pressurized by bleed air

使用这套系统的优点是：1）开启增压引气模式可以提高空气分离器的工作压力，降低NEA的氧体积分数，使燃油箱内的氧体积分数进一步降低，这一点尤其适合巡航时间长的远程客机；2）可以在不使用额外设备抽吸空气的情况下，在地面停机状态获得冷却空气，从而保证系统在地面阶段的工作和维护功能；3）通常情况下，飞机捕获的冲压空气需要分享给空调和惰化系统等用户，当冲压空气量不足时，会优先提供给空调系统使用，以保证机组和乘客的气压和供氧安全。此时系统可以开启惰化涡轮增压引气模式，使NEA进入小流量和低氧体积分数的模式，以降低引气消耗量，从而可继续对燃油箱进行惰化，而不必完全关闭惰化系统。

然而，笔者发现，利用普通型涡轮增压的惰化系统存在2个缺点：1）NEA的气体压力比引气的压力仅仅低7～15 kpa，仍然属于高压气体，将如此高气压的气体直接排入燃油箱，是对气体内能的浪费；2）将引气分为两股之后，利用其中一股对另一股进行增压，虽然可以增加空气分离器的工作压力，但直接排出机外的一股引气不能分离制取NEA，造成了引气利用效率的显著降低。

为了克服传统涡轮增压惰化系统的上述缺点，在图1 所示普通的引气涡轮增压系统的基础上，本文提出1种利用NEA进行涡轮增压的惰化系统。

1 利用NEA增压的涡轮增压系统

利用NEA 增压的涡轮增压系统通过将涡轮压缩机从引气旁路分支转移到空气分离器的下游，实现了利用NEA 替代引气进行增压的目的。同时，由于NEA 增压位于主通路，不再需要对流向进行限制，因此，可以取消单向阀。改进后的NEA增压的涡轮增压系统原理，如图2所示。

图2 利用NEA进行涡轮增压的惰化系统Fig.2 Turbocharging inerting system pressurized by NEA

该系统将来自发动机的引气分为两路：一路可以直接排入冲压进气道出口，对冷却空气进行引射，以保证地面工作与维修维护的需要；另一路依次通过臭氧转换器/过滤器、初级换热器、压缩机、次级换热器、空气分离器，分离出的NEA 最后通入燃油箱内，而富氧气体（Oxygen Enriched Air，OEA）则排入大气。

在排气阀关闭的情况下，引气依次经过臭氧转换器/过滤器、单向阀、初级换热器、增压涡轮、次级换热器后，引气全部进入空气分离器产生NEA。NEA被通入到动力涡轮中对压缩机内的引气增压，在膨胀做功后，NEA最终进入燃油箱。

相比于传统的引气涡轮增压的惰化系统，本文提出的利用NEA进行涡轮增压的新系统具有以下优点：1）通过动力涡轮带动压缩机工作，NEA 的压力被用于对进入空气分离器前的引气进行增压，有效利用了NEA 的高压内能来提高空气分离器的工作性能；2）进入动力涡轮的NEA，最终被通入燃油箱内，而不是排出机外，提高了引气利用效率；3）能够在没有增加任何设备和能耗的情况下对系统进行增压，同时保留了引气涡轮增压系统的原有功能。

为了进一步验证本文提出的利用NEA 进行增压的涡轮增压系统的可行性，作者进行了涡轮压缩机性能参数计算。

2 涡轮压缩机性能参数计算

冲压空气首先通过次级换热器，对进入空气分离器前的引气进行降温；然后，进入初级换热器，对进入压缩机前的引气进行降温，初级换热器和次级换热器的换热效率分别记为和，换热器效率的设置简化为按照地面效率为0.87，线性递减到43 100 ft为0.55。一般空气分离器的制氮效率在0.3～0.7 之间，制氮效率是指NEA流量和引气流量的比值。

初级换热器出口的引气紧接着进入压缩机，利用动力涡轮的轴功，对引气进行增压。

、是压缩机出口的压力和温度；、是压缩机入口的压力和温度，其中：

压缩机的增压比为：

驱动压缩机对气体增压的输入功为：

式（4）中：是压缩机绝热效率；是空气常数。

引气从压缩机出口排出后，进入次级换热器进行降温，惰化系统控制器通过调节温度控制阀的开度来控制进入空气分离器的引气温度保持恒定。恒温的引气进入空气分离器后，分离出NEA和OEA，OEA直接排出机外，NEA接着进入动力涡轮进行膨胀做功。

、是涡轮出口的压力和温度；、是涡轮进口的压力和温度。

假设涡轮排气压力等于油箱内的气体，油箱内气压受油箱通气口冲压的影响，计算公式为：

式（5）中：是大气静压；是进气口压力恢复系数；是飞行马赫数。

式（6）中：是气体密度；是气体平均流速；是油箱内的静压；是大气静压；和的关系参见《飞机燃油系统》。

3 增压比和膨胀比计算结果

为了说明在整个飞行包线中涡轮增压系统的增压情况，本文绘制了气源压力在275.8 kPa（40 psia），空气分离温度在80℃时，不同制氮效率对压缩机增压比和涡轮膨胀比的影响，如图3和图4所示。

图3 压缩机增压比和飞行高度的关系Fig.3 Relationship between pressure ratio and altitude

图4 涡轮膨胀比和飞行高度的关系Fig.4 Relationship between expansion ratio and altitude

从中可以发现，在巡航阶段的增压比越高或制氮效率越高，则增压比和膨胀比越高。马赫数按照地面起飞阶段=0.3 到高空43 100 ft 巡航阶段=0.8进行线性递增。

受到发动机入口大气压力变化的影响，飞行高度越高，发动机为气源系统提供的引气压力越低，相比于A320 和B737，宽体客机在巡航高度的引气压力会进一步降低。以某型宽体飞机在35 000 ft、39 000 ft和43 100 ft 的引气压力为例，其为惰化系统提供的引气压力分别为259.2 kPa、218.6 kPa 和175.1 kPa，如表1所示。

表1 惰化系统高空计算参数Tab.1 Calculation parameters of the inerting system at high altitude

4 NEA双流量模式的实现

在民用飞机惰化系统设计中，最典型的2 种工况为：1）在爬升和巡航阶段，因为油箱内对外保持正压，油箱内的气体排入大气，通常使用含氮量尽量高的NEA，以提高油箱内空气含氮量的上限，此时要求NEA的含氧量不大于5%；2）在下降阶段，因为油箱内对外保持负压，油箱外的大气充入油箱内，通常使用高流量的NEA，以尽量降低大气的充入，此时要求NEA含氧量不大于12%，以不增加油箱惰化的负担。

根据飞机下降高度和下降速率的不同，高流量分为中流量和大流量2 种，国外一般使用双流量切断阀（Dual Flow Shut-off Valve）来调节惰化系统的流量模式。国内的黄雪飞、刘文怡等研究了双流量模式对燃油箱冲洗惰化的有益影响。

本文根据某国产民用飞机空气分离膜的特性图，选取对应的小、中和大流量模式下的NEA体积分数和压力曲线进行研究，如图5所示。

图5 某国产民用飞机机载空气分离膜的特性图Fig.5 Performance of air separation module for a certain domestic civil aircraft

针对表1 提出的ASM 引气压力，在图5 所示的情况下，表2 根据大、小流量模式下对NEA 氧体积分数的限制，计算得出了在35 000 ft、39 000 ft 和43 100 ft高度下，涡轮增压系统需要达到的目标增压比。

通过对比图4 和表2 发现，仅有43 100 ft 高度下的小流量模式是无法实现的，其余工况点均能通过NEA涡轮增压系统实现。

表2 NEA涡轮增压的计算参数Tab.2 Calculation parameters of NEA turbocharging

5 同常规引气及常规涡轮增压方案对比

如果不使用NEA进行涡轮增压，而是直接采用常规的引气不进行增压直接制取NEA，那么在保持出口流量不变的前提下，增压前的引气压力下可制取NEA氧体积分数见表3。

现以35 000 ft 高度为例，增压前的引气压力为0.259 MPa，增压后的压力为0.42 MPa，增压比可以达到1.62。在巡航阶段增压后能够将制取的NEA 在氧体积分数分别从9.1%和10.3%降低到5%；在下降阶段增压后能够将制取的NEA 在氧体积分数分别从15.5%和16.5%降低到12%。综合表3可以发现，采用了NEA 涡轮增压之后：在35 000～43 100 ft，NEA 在小流量模式下，氧体积分数绝对值下降了4.1%～11.5%；在中流量及大流量模式下，氧体积分数绝对值下降了3.5%～7.2%。

表3 采用NEA涡轮增压前后的NEA氧体积分数比较Tab.3 Oxygen concentration comparison of NEA turbocharging

国内李超越等对普通涡轮增压方案建立了相应的AMESim模型，表明了普通涡轮增压方案对非增压方案有非常明显的优势。如果不使用本文提出的NEA 涡轮增压方案，而是采用普通涡轮增压方案，若要达到同样的增压效果，需要额外引入等量的引气量来增压，因此，当制氮效率在0.3～0.7之间变化时，使用NEA 进行涡轮增压的新型惰化系统只需要消耗A350 的引气量的58.8%～76.9%，可节约23.1%～41.2%的引气消耗量，效果显著。

6 结束语

本文提出的利用NEA进行涡轮增压的惰化系统，通过涡轮增压参数计算表明，能够在没有增加任何设备和能耗的情况下对系统进行增压，在不同的工况下能够提高系统工作压力1.20～2.44 倍，与A350 的涡轮增压系统相比，可在没有增加任何设备和能耗的情况下提高引气利用效率，可节约23.1%～41.2%的引气消耗量。

基于国内某型空气分离器的性能，进一步探讨了宽体飞机在巡航高度引气压力低的现状下，利用NEA涡轮增压系统实现双流量模式的具体设计过程，结果发现，只有采用涡轮增压技术提高NEA 的纯度，才能使NEA 的氧体积分数满足在小流量阶段＜5%和高流量阶段＜12%的要求。A350和B777飞机分别采用压缩机增压和涡轮增压，引气系统也从侧面表明了这一点。计算分析还表明，在小流量模式，氧体积分数绝对值下降了4.1%～11.5%；在中流量及大流量模式，氧体积分数绝对值下降了3.5%～7.2%。

本文的研究表明，利用NEA涡轮增压的惰化系统不仅能够提高引气的利用效率，还能显著降低NEA的氧体积分数，满足双流量模式下的氧体积分数指标要求。目前，国内正在开展280 座级的CR929 宽体飞机惰化系统的研究和设计工作，这种利用NEA进行涡轮增压的惰化系统有待进一步的试验研究以确定其对发动机引气低压的适应性和实际的性能优势，以便为大型宽体飞机惰化系统提供及时的设计参考。此外，在更高巡航高度下，燃油箱内燃油液相和气相间的氧气和氮气的溶解和析出现象对油箱内氧体积分数的影响会更显著，值得研制者们开展深入的研究。